Міжпланетна програма SpaceX: докладний розбір РРД «Raptor»

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Отже, на 2017 рік компанія SpaceX, мабуть, ближче всіх до відправки на Марс чого-небудь, що відрізняється від зонда або марсохода. Більш того, в плани компанії входять цілком собі масові пілотовані експедиції на Червону планету, які будуть забезпечувати довгострокову присутність людини на четвертої від Сонця планеті. Крім того, SpaceX розглядає проведення дослідницьких місій в тих частинах Сонячної системи, думки про яких не відвідували навіть голови відчайдушних романтиків ракетної індустрії. Але які технології стоять за цими планами? Давайте розбиратися. А почнемо ми з розгляду ракетного двигуна, який має забезпечити виконання таких амбітних планів — РРД «Raptor».

Стендові випробування РРД «Raptor», 25 вересня 2016 року. МакГрегор, Техас.

РРД «Raptor»: що за звір такий?

Отже, РРД «Raptor» розробляється компанією SpaceX в рамках програми польотів до далеких об’єктів Сонячної системи.

Першим по справжньому масовим двигуном компанії SpaceX був Merlin, що працює на парі RP-1/LOX. Про цей двигун можна сказати, що хоч він і є найефективнішим газогенераторним двигуном на даній паливної парі в історії США і володіє рекордною тяговоозброєність в цілому він в першу чергу зроблений з упором на безвідмовність, многоразовость і дешевизну. Можна сказати, що працюючи над Falcon 9 ставилося завдання насамперед обкатати до рутинного рівня технологію многоразовости, що в підсумку принесло суттєві плоди.

Дійсно, порятунок цілої ступені потенційно може дозволити заощадити набагато більше грошей, ніж зниження маси одноразових агрегатів або підвищення їх ефективності при переході на нові двигуни або паливні пари. Наприклад, на https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D1%8E%D0%B7-%D0%A3#.C2.AB.D0.A1.D0.BE.D1.8E.D0.B7-.D0.A32.C2.BB” rel=”nofollow”>РН Союз-У2 в якості альтернативи гасу на «Блоці А» (другий ступінь) використовувався синтин, що дозволяло збільшити максимальну масу корисного навантаження на 200 кг у порівнянні з базовою версією ракети https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D1%8E%D0%B7-%D0%A3″ rel=”nofollow”>Союз-У. Іншим прикладом може служити проект радянської місячної ракети УР-700, на якому пропонувалося використовувати вже зовсім екзотичні паливні пари: і без того надзвичайно токсичний НДМГ для двигуна першої ступені РД-270 пропонувалося замінити на ще більш небезпечний пентаборан (B5H9) з приростом УІ РД-270 на 42 с, а на третю сходинку взагалі пропонувалося встановлювати абсолютно фантастичну за сукупною складності експлуатації і предстаротовой підготовки систему, в основі якої повинен був використовуватися РРД на паливній парі «рідкий водень/рідкий фтор».

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Хімічні формули палив, які передбачалося використовувати в двигунах РД-270: зліва — НДМГ (C2H8N2; сині кульки — атоми азоту, чорні кульки — атоми вуглецю, білі кульки — атоми водню); праворуч — пентаборан (B5H9; рожеві кульки — атоми бору, білі кульки — атоми водню). Обидва з’єднання вкрай токсичні, пентаборан в добавок до всього володіє схильністю до раптового самозаймання при контакті з повітрям навіть при незначному забрудненні. Крім того, НДМГ і пентаборан набагато дорожче гасу у виробництві.

Безумовно, якщо у вас в розпорядженні немає багаторазових ракет, ваші корисні навантаження багато важать і космодроми знаходяться далеко від екватора, то напрошується розумний висновок — потрібно виводити максимально можливі маси в розрахунку на один запуск. Втім, потрібно враховувати, що висока ефективність або новизна агрегатів може означати і високу їх вартість і на цей випадок є відмінний приклад: довгий час на третю ступінь РН «Союз» (т. н. «Блок») встановлювався двигун РД-0110 (тяга і УІ в вакуумі — 298 кН і 326 с, відповідно). Потім, починаючи з модифікації Союз-2.1 б на «Блок» стали ставити новий РД-0124 (тяга і УІ в вакуумі — 294,3 кН і неймовірні 359 с, відповідно). Проте, не дивлячись на те, що РД-0124 є високоефективним киснево-гасовий РРД у світі і має цілий ряд інших переваг перед своїм попередником, перехід на створений у XXI столітті двигун пов’язаний з рядом фінансових труднощів: по-перше, його експлуатація передбачає покриття витрат на ДКР (а РД-0110 був створений аж в 60-их роках); по-друге, він отримав свої унікальні характеристики за рахунок значно більшої матеріаломісткості. Тож у підсумку виходить, що РД-0124 набагато дорожче, ніж РД-0110, а з усієї цієї історії напрошується наступний висновок: в сучасних умовах створення з нуля високоефективних одноразових ракетних комплексів може допомогти в рішеннях поточних завдань, але в цілому ця стратегія не дуже рентабельна і по хорошому дійсно має сенс ставити дорогі агрегати на багаторазові ракети або хоча б окремі багаторазові ступені. А як ми побачимо трохи далі, РРД «Raptor» як раз розроблений з використанням колосальної кількості нових технологій і сучасних інженерних рішень.

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Двигуни третьої ступені ракет сімейства «Союз»: РД-0110 (ліворуч) і РД-0124 (праворуч). Не дивлячись на зовнішню схожість за розмірами і геометрії РД-0124 є куди більш технологічним і молодим агрегатом, що позитивно впливає на його характеристики і негативно позначається на підсумковій вартості його експлуатації.

Взагалі SpaceX знаменита своїм продуманим підходом в питаннях витрачання коштів, на те вона і молода приватна компанія, а не жирна неповоротка корпорація начебто Boeing або Lockheed і їм подібних, які люблять висмоктувати гроші з державної годівниці чи державна структура-монополіст. Тому кожен крок SpaceX на шляху до мети довго обговорюється і досліджується на предмет можливого зниження вартості розробки, виробництва і багаторазової експлуатації і безглуздо було б очікувати від цієї компанії проекти по розробці екзотичних агрегатів начебто РРД РД-301 паливної парі «рідкий аміак/рідкий фтор», створювала цілу купу проблем технологічного та медико-екологічного характеру. Так само як безглуздо було б очікувати від SpaceX паралельних великомасштабних робіт по розробці декількох ракет відразу (як це було в ході радянської місячної програми — паралельно розроблялися надважкі носії Н-1 і УР-700) або двигунів на вкрай токсичної парі НДМГ/АТ.

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

РРД РД-301 (рідкий аміак/рідкий фтор) в музеї Газодинамічної лабораторії (ГДЛ) в Санкт-Петербурзі. До речі, в інтернеті викладено дуже цікавий уривок з першого тому тритомника під назвою «Вибрані праці академіка В. П. Глушко», в якому якраз обговорюються мотиви і перспективи створення двигунів із рідким фтором в якості окислювача.

Почати обговорення РРД «Raptor» я пропоную з розгляду основних недоліків паливних пар RP-1/LOX і LH2/LOX, які варто враховувати при виборі палива для ракетного двигуна:

  • Приміром, в деякому сенсі істотним мінусом гасових ракет є відносно невисокий порівняно з криогенним пальним питома імпульс (337 с у вакуумі у РД-180 на парі RP-1/LOX проти працював на парі LH2/LOX РД-0120 з його 455 с у вакуумі (4 цих двигуни встановлювалися на другій ступені РН «Енергія», технологія/технологічний ланцюжок виробництва даного агрегату на думку деяких представників галузі втрачена). При цьому питома імпульс може бути принциповим у тих випадках, коли мова йде про ракету, стартова маса якої становить тисячі тонн;
     

    Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

    РРД РД-0120 (музей РКК «Енергія»), який встановлювався на другий ступені ракети-носія «Енергія». В якості паливної пари для цього двигуна використовувалася LH2/LOX. Можливість виробництва двигуна в тому вигляді, в якому він встановлювався на РН «Енергія» в даний момент втрачено.

  • Також використання гасу передбачає накопичення в двигунах більшої кількості сажі, яка може збільшувати вартість обслуговування багаторазового двигуна або просто напросто знижувати його надійність або ресурс;
  • Ще одним недоліком киснево-гасових двигунів є той факт, що гас схильний до коксування що призводить до необхідності подавати в камери згоряння надмірна кількість рідкого кисню щоб уникнути утворення на внутрішніх частинах двигунів твердого нафтового коксу. Це створює відразу дві складності, якщо метою розробника є багаторазова ракета: по-перше, виникає необхідність очищати двигуни від нафтового коксу перед повторними пусками; по-друге, надмірна подача кисню в камеру згоряння прискорює процеси корозії і призводить до зносу насосних систем.
  • Іншим недоліком гасу є те, що його нереально знайти ніде, крім Землі, тому по суті єдина можливість заправляти міжпланетні кораблі у випадку використання гасового двигуна — відправляти гас із Землі. При цьому гас сам по собі хоч і володіє високою щільністю (особливо порівняно з воднем), все таки було б краще як навчитися доставляти із Землі самі незамінні компоненти синтезу палива на інші планети, а саме виробництво і видобуток потрібних реактивів виробляти на місці посадки міжпланетного корабля. Крім того, у разі тривалого польоту з гасом на борту він банально може втратити свої властивості;
  • Нарешті, при всіх перевагах рідкого водню (як було зазначено вище, питома імпульс пари LH2/LOX у вакуумі приблизно на 35% вище, ніж у пари RP-1/LOX, крім того низька молекулярна маса молекулярного водню сприяє зниженню швидкості зносу двигунів, а процес горіння практично виключають накопичення сажі) його використання пов’язане з цілим рядом труднощів:
     

    • Вкрай низька температура рідкого водню (близько -253 градусів Цельсія) робить його не самим зручним паливом;
    • Контакт водню з металами призводить до водневого окрихчування. Найбільш схильні водневого окрихчування високоміцні сталі, а також сплави титану і нікелю, що становить небезпеку для ракет, при цьому механізм водневого охрупчиватия на даний момент не встановлено, відповідно поки не зрозуміло як з ним боротися;
    • Не дивлячись на те, що водень показує відмінні питомі імпульси в вакуумі пара LH2/LOX не володіє аналогічними високими показниками на рівні моря. Приміром, питома імпульс водневого маршового двигуна першого ступеня РН «Delta IV» RS-68A на рівні моря складає 360 секунд, що менш ніж на 12% перевищує аналогічний показник для гасового РД-180 — 311,3 секунди (нагадаю, що у вакуумі для водневих двигунів досягалося перевагу над гасовими за питомою імпульсу в 35%);
    • Нарешті, пара LH2/LOX має катастрофічно низьку щільність у порівнянні з тим же гасом: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX проти 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, тобто вона більш ніж в три рази менше! Безумовно, більш висока питома імпульс дозволяє використовувати менше палива і окислювача в разі LH2/LOX, але він не настільки великий, тому використання LH2/LOX неминуче приводить до досить значного збільшення обсягів паливних баків. У разі ж ITS LV це б означало перехід від і без того гігантських розмірів до абсолютно неймовірним.
       

      Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

      Порівняння розмірів деяких ракетний комплексів. Можна відзначити, що не дивлячись на приблизно однакові показники виведеної на НГО навантаження у РН «Протон-М» (23 тонни) і «Delta IV Heavy» (26 тонн) і майже рівні стартові маси (705 тонн у «Протон-М» і 723 тонни у «Delta IV Heavy») використання паливної пари LH2/LOX на «Дельті» призводить до того, що «Протон-М» здається карликом порівняно з американським літаючим водневим монстром.

      Простий приклад: повністю воднева «Delta IV Heavy» і працює на НДМГ/АТ найкраща подруга казахського еколога РН «Протон-М» здатні виводити на НГО приблизно однакові вантажі (трохи менше 26 тонн у «Дельти» і близько 23 тонн у «Протона»). При цьому паливні баки «Delta IV Heavy» настільки великі, що в її склад, по суті входить цілих три перших сходинки, кожна з яких має висоту 40.8 метра. Висота ж повністю зібраної РН «Протон-М» становить 58.2 метра. До речі, «Delta IV Heavy» ще й важче «Протон-М»: її стартова маса становить 732 тонни, що на 27 тонн більше від стартової маси «Протона». Загалом, в якості проміжного підсумку можна сказати, що існування вигоди від використання пари LH2/LOX на перших щаблях це питання досить індивідуальний і дискусійне.

Подібні недоліки пари LH2/LOX призвели до того, що в основному на водні літають ступені або розгінні блоки, двигуни яких включаються виключно у вакуумі, прикладом може служити розробляється в даний момент в Державному космічному науково-виробничому центрі ім. М. В. Хрунічева водневий розгінний блок «КВТК», що означає «киснево-водневий важкого класу» (в рамках проекту по створенню розгінного блоку «КВТК» на воронезькому Конструкторському бюро хімавтоматика вже створено виконаний за безгазогенераторной схемою водневий двигун РД-0146), а також проект водневої верхньої ступені РН «Ангара-А5». При цьому очікується, що використання кріогенної верхньої ступені дозволить збільшити виведену «Ангарой-А5» на НГО масу з 24.5 тонни до 34-38 тонн при запуски з космодрому «Східний». Тому, чисто теоретично, інженери SpaceX могли б піти аналогічним шляхом: перша сходинка на гасі або іншому паливі, а верхні на водні. Однак і така концепція у випадку з ITS LV не позбавлена істотних недоліків, основним з яких є необхідність будівництва пускового комплексу, заправляющего гігантську ракету великими обсягами декількох видів ракетних палив, а SpaceX завжди прагне знижувати витрати у всьому. Крім того, якщо SpaceX хоче повертати і верхні щаблі, то рідкий водень це знову ж таки не кращий вибір. Загалом, перед інженерами маленької, але дуже гордої компанії стояв непростий вибір.

Перші повідомлення про підготовлюваний для польотів до інших планет двигуні почали з’являтися влітку 2010 року, коли тодішній директор Комплексу з розробки і випробування ракет SpaceX (SpaceX Rocket Development and Test Facility), МакГрегор, Техас (ймовірно, цей маленький місто з населенням близько 5000 чоловік відомий багатьом читачам з відеороликів зльоту і посадки експериментальних тестових стендів для відпрацювання посадки першого ступеня — Grasshopper’ів) Тому Марказик (Tom Markusic) оголосив про початок робіт над газогенераторним двигуном «Мерлін 2». Передбачалося, що він буде використовувати паливну пару RP-1/LOX і мати тягу в 7,6 МН на рівні моря і 8,5 МН у вакуумі, що перевищувало показники гасового ж однокамерного «монстра» F-1, який в кількості п’яти штук використовувався на першій ступені РН «Saturn V» для запусків місячних місій. Також у заяві було сказано, що двигун буде мати безпрецедентну ефективність, хоча на чому ці заяви були засновані сказати досить складно, та і сам проект по розробці «Merlin 2» дуже швидко зійшов нанівець.

Повертається перший ступінь РН «Falcon 9» — результат тестових випробувань Grasshoper’ів.

Другим заявою Тома Марказика був анонс проекту по розробці працює на парі LH2/LOX РРД «Raptor», який передбачалося вивести на рівень тяги ~0.67 МН при питомій імпульсі в 470 секунд. Дана ітерація припускала, що на першому ступені будуть стояти двигуни «Merlin 2», а на верхній будуть встановлені РРД «Raptor». В результаті історія з керосиново-водневої суперракетой закінчилася разом із заявою Ілона Маска про те, що озвучені раніше плани слід розуміти не як на затверджену програму розвитку, а як результат мозкових штурмів і предмет для подальшої дискусії. Незабаром SpaceX покинув і сам
Тому Марказик.

Першими натяками на те, що SpaceX готує щось на екзотичній паливної парі «рідкий метан/рідкий кисень» (CH4/LOX) були з’явилися в травні 2011 року новини про те, що SpaceX контактує з ВПС США на предмет можливої участі компанії в державній програмі з розробки двигунів з високою тягою для багаторазових прискорювачів. І обговорити справді було що. Справа в тому, що дана заявка ВПС США передбачала дуже високі вимоги до ефективності двигунів, крім того в ній було чітко зазначено, що потрібні двигуни саме на парі RP-1/LOX. На той момент вимогам ВПС США задовольняли тільки два агрегати: розроблявся на базі радянського місячного спадщини НК-33 двигун AJ-26-500 компанії Aerojet і РД-191 виробництва НВО «Енергомаш». У свою чергу компанія SpaceX якраз проводила консультації з замовниками з ВПС на предмет можливості втиснутися в цю радянсько-російську «солодку парочку» з якимись власними двигунами, що працюють на іншому паливі. А оскільки мова в заявці по програмі йшла про двигуни з високою тягою, то стало зрозуміло, що мова йде не про модернізованому РРД «Merlin 1», а про щось зовсім нове. Час минав і новий двигун, який отримав в результаті найменування «Raptor» обростав все новими і новими деталями і подробицями. Спочатку в 2011 році було заявлено про бажаному рівні тяги в 2.2 МН, у другому кварталі 2013 року вже було оголошено про зрослої з первинних 2.2 МН до 2.9 МН проектної тязі, а в 2014 році з’являлася інформація про тязі в 4.5 МН. На сьогоднішній день для «Раптора» зазначаються показники тяги близько 3 МН.

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Киснево-гасовий РРД РД-191 виробництва НВО «Енергомаш», побудований за закритою схемою з окислювальним генераторним газом (про те, що це значить буде написано трохи нижче), МАКС-2013. Надзвичайно ефективний, багаторазовий, рекордсмен за дроселювання тяги на рівні моря. Найбільшу зафіксоване дроселювання — 27% від максимального значення, що підтверджено в реальних експлуатаційних умовах під час пуску РН «Ангара-А5»: встановлений на центральному блоці РД-191 був дросселирован до рівня в 30%. Одна проблема: у Росії поки немає багаторазових ракетних ступенів, тому цей досить дорогий по суті багаторазовий двигун втрачається після першого ж запуску. 25 серпня 2015 року НВО «Енергомаш» приступило до створення модернізованої версії двигуна РД-191М, який повинен бути на 10-15% могутніше базової версії.

При цьому використання метану має низку важливих переваг порівняно з LH2/LOX і RP-1/LOX:

  • Пара CH4/LOX характеризується досить високою щільністю, складовою 0.82 г/см^3 (нагадаю, у LH2/LOX це 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX це 1.03 г/см^3). Таким чином, буде достатньо збільшити розміри баків всього на 25-30% відносно аналогічного за льотними якостями «гасового дизайну»;
  • Хоча метан і є криогенним пальним, його температура в рідкому стані далека від аналогічного показника рідкого водню (близько -161 градуси Цельсія для рідкого метану проти -253 градусів Цельсія біля рідкого водню). Крім того, у порівнянні з рідким воднем рідкий метан набагато менш агресивний по відношенню до використовуваних в ракетобудуванні матеріалів;
  • Використання в якості палива рідкого метану істотно знижує кількість утворюється в двигунах сажі в порівнянні з RP-1/LOX, що дозволяє знизити витрати на передстартову підготовку багаторазових ступенів і в цілому підвищити надійність багаторазового двигуна;
  • Нарешті, метан — доступне і дешеве паливо.

Але SpaceX вирішили не обмежуватися на «нативних» переваги метанової системи і пішли ще далі: «Raptor» — перший у світі запускається в повномасштабне виробництво РРД з найбільш ефективним закритим циклом — так званим «полнопоточным закритим циклом» (тобто з допалюванням попередньо газифікованих і окислювального, і паливного компонентів).

Взагалі як в наших ЗМІ, так і в зарубіжних документальних фільмах можна почути слова на кшталт «першим двигуном закритого циклу був НК-33, потім про цю технологію все забули, а потім на його основі зробили РД-180. А всі інші країни нам/Росії заздрять (с)». Приміром, так викладена історія в британському фільмі «Гарячі двигуни холодної країни» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). Насправді ж двигунів з тією або іншою формою закритого циклу дуже багато (про них буде мова трохи нижче).

Документальний фільм «Гарячі двигуни холодної країни» («The Engines That Came In From The Cold». Channel 4, London). У шкільні роки цей фільм сильно зміцнював бажання автора даної статті піти вчитися на ракетного інженера або фізика.

РРД замкнутої схеми (РРД закритого циклу) — рідинний ракетний двигун, виконаний за схемою з допалюванням генераторного газу. В ракетному двигуні замкнутої схеми один з компонентів газифіковане в газогенераторі за рахунок спалювання при відносно невисокій температурі з невеликою частиною іншого компонента, і одержаний гарячий газ використовується в якості робочого тіла турбіни турбонасосного агрегату (ТНА). Спрацювавши на турбіні генераторний газ потім подається в камеру згорання двигуна, куди також подається частина невикористаної компонента палива. У камері згоряння завершується спалювання компонентів із створенням реактивної тяги. Розрізняють наступні типи РРД закритого циклу:
 

  • З окислювальним генераторним газом. Приклади: РД-253 («Протон-М»), РД-170/171 («Енергія», «Зеніт», в майбутньому, можливо, «Союз-5»), РД-180 (Atlas-V), РД-191/193 («Ангара», «Наро-1» (він же KSLV-1), Союз-2.1, можливо, також буде встановлюватися на «Antares» замість НК-33) РД-120 (друга ступінь «Зеніту»), НК-33 (Н-1, Союз-2.1, «Antares», можливо, Союз-2-3);
  • З відновлювальним генераторним газом. Приклади: РД-0120 (друга ступінь РН «Енергія», SSME (Space Shuttle Main Engine), РД-857 (радянська МБР РТ-20П), LE-7/LE-7A (японські двигуни для ракет сімейства H-II)
  • З повною газифікацією компонентів. Приклади: РД-270 (УР-700 і УР-900), «Raptor» SpaceX.

Цитата із статті «Рідинний ракетний двигун закритого циклу», Вікіпедія, з невеликими доповненнями автора.

Прикладом працював за такою схемою двигуна був розроблений в кінці 60-их років XX століття в ОКБ-456 (зараз це НВО «Енергомаш» імені академіка В. П. Глушко) РРД РД-270 (використовував НДМГ/АТ) для проекту радянської місячної/марсіанської ракети УР-700/УР-900 (все таки добре, що вибір упав на гасову Н-1: якби в казахської степу через хвилину після старту вибухнула надважка ракета на НДМГ/АТ, то з екологією на Байконурі б стало зовсім зле).

 

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Створений у 1962-1967 роках в ОКБ-456 (нині НВО «Енергомаш») РРД РД-270 (НДМГ/АТ) для радянської місячної/марсіанської програми УР-700/УР-900. Є першим у світі і одним з двох (іноді ще називають третій двигун — Integrated Powerhead Demonstrator виробництва компаній Rocketdyne і Aerojet) створених за весь час двигунів зі схемою полнопоточного закритого циклу. Другий такий двигун довелося чекати більше 50 років.

Пара слів про РД-270. Його розробка почалася в 1962 році і була завершена в 1967-му, тобто через 5 років. Всього з жовтня 1967 року і до закриття програми по створенню УР-700/УР-900 у липні 1969 року було проведено 27 вогневих випробувань даного агрегату і зібрано в загальній складності 22 екземпляра даного двигуна. Три двигуна випробовувалися повторно, а один — тричі. Потім проект УР-700/УР-900 був закритий.

Крім приросту питомої імпульсу замкнута схема з повною газифікацією компонентів передбачає конструкцію двигуна з зменшеною кількістю потенційних точок відмови у порівнянні з РРД з частковою газифікацією. Також схема з повною газифікацією передбачає відсутність необхідності в нагнітанні і спалювання в камері згоряння рідких компонентів, що зводить нанівець ризик виникнення кавітації компонентів рідинного палива і тим самим підвищує надійність системи. Втім, подібна конструкція містила в собі і деякі труднощі: за наявності одночасної роботи чотирьох глибоко інтегрованих важливих двигуна — двох газогенераторів і двох турбонасосів та їх по суті сильно взаємопов’язаної роботи з подачі продуктів повної газифікації в головну камеру згоряння в РД-270 спостерігалися низькочастотні пульсації як у газогенераторах, так і в головній камері згоряння. Основною причиною цього небезпечного режиму роботи двигуна була складність синхронізації спільної роботи двох турбонасосів, які намагалися пересилити один одного. В рамках проекту по створенню РД-270 цю інженерну задачу розв’язати не вдалося, а вперше з нею вдалося впоратися лише через 10 років вже американським інженерам при створенні РРД RS-25 (основний двигун човника Space Shuttle) тільки за рахунок використання бортової цифрової обчислювальної машини, аналога якої в часи розробки РД-270 в СРСР просто не було.

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Схема ракетного двигуна з повною газифікацією. Дана архітектура дозволяє істотно підвищити надійність (наприклад, за рахунок зниження кількості необхідних насосів і трубопроводів) і характеристики двигуна при одночасному зниженні його маси. Preburner — газогенератор; Pump — турбонасосы; Combustion Chamber — головна камера згорання. Для порівняння в спойлері нижче наведена схема двигуна закритого циклу з відновлювальним генераторним газом, в якому паливо подається тільки через газогенератор, а окислювач ще й безпосередньо з баків.
 

Схема двигуна закритого циклу з відновлювальним генераторним газом

Є, правда, у схеми з повною газифікацією підводний камінь — головні камери згоряння двигунів, вироблених за такої технології дуже складно тестувати. Справа в тому, що більшість сучасних двигунів можуть тестуватися по частинах: насоси окремо, камери згоряння окремо і так далі. При використанні повної газифікації це не представляється можливим через те, що всі деталі двигуна дуже сильно залежать один від одного. Замкнута схема з повною газифікацією компонентів палива передбачає газифікацію в двох окремих газогенераторах (газогенератор — пристрій для перетворення твердого або рідкого палива в газоподібну форму): в одному невелика частина пального спалюється з величезною кількістю витратою окислювача (по суті це свого роду окислювальний газогенератор), а в іншому — надлишок пального спалюється з невеликим об’ємом окислювача (по суті це свого роду паливний газогенератор). Вступ окислювача і пального в газогенератори здійснюється з допомогою турбонасосів та ці ж самі турбонасосы відразу після запуску двигуна працюють за рахунок енергії отриманих в газогенераторах продуктів газифікації. Нарешті, на відміну від всіх інших схем полнопоточный закритий цикл передбачає надходження в камеру згоряння палива про окислювача виключно в газоподібному вигляді, тобто вона (камера згоряння) підключена виключно до газогенераторам, але не до баків, стало б випробувати камеру згоряння без газогенераторів і відповідних турбонасосів принципово неможливо. Загалом для випробувань потрібно збирати двигун повністю.

Моделювання фізико-хімічних процесів в РРД «Raptor». Настійно рекомендується до перегляду людям, які люблять яскраві гарні діаграми моделі, отримані на основі математичних розрахунків.

Ще одним «викликом» на шляху до створення готового виробу є той факт, що в двигунах з повною газифікацією в камеру згоряння вже надходять виключно газоподібні компоненти палива і газоподібні продукти його згоряння, а фізико-хімічні аспекти даного процесу, що раніше не були широко досліджені через те, що по суті ніхто в США, так і в світі взагалі не використовував полнопоточный закритий цикл раніше. Та й навіть якщо врахувати факт існування РД-270, то, по-перше, навряд чи SpaceX змогла б отримати докладну документацію по цьому виробу, по-друге, малоймовірно, що в кінці 60-их років минулого століття обчислювальні потужності дозволяли отримувати результати, які не мало б сенсу уточнювати або навіть перевіряти у 2017 році.

Ілон Маск представляє публіці огляд характеристик двигуна Raptor на Міжнародному конгресі астронавтики, 27 вересня 2016 року, Гвадалахара, Мексика.

Також відомо, що в цілях оптимізації запусків паливо і окислювач для РРД «Raptor» будуть знаходитися у баках при температурах, близьких до температури замерзання, а не до температурі кипіння, що нетипово для існуючих ракетних комплексів на криогенному паливі. Переохолодження метану і кисню повинно збільшити їх щільності, що призведе до зменшення обсягів паливних баків і ракети в цілому. Крім того, переохолоджені паливо і окислювач менш схильні до кавітаційних процесів в турбонасосных агрегатах, що також позначається на надійності системи самим позитивним чином.

Крім того, опрацьовується можливість переведення виробництва окремих вузлів «Raptor»-а на технології 3D-друку. Так, у 2016 році було випробувано експериментальний зменшений зразок двигуна з тягою близько 1 МН, 40% деталей якого (за масою) були надруковані.

Межпланетная программа SpaceX: подробный разбор ЖРД «Raptor»

Зведена таблиця з характеристиками деяких широко використовуваних однокамерних двигунів. Синім кольором позначені двигуни, створені в США, червоним — створені в СРСР/Росії. Знаки (***) у показників тяги і питомих імпульсів двигунів «Raptor» і «Merlin 1D» означають, що дані цифри відносяться не до стоять на перших щаблях базових модифікацій цих двигунів, а до спеціальних встановлюються на верхні щаблі варіантам «Raptor Vacuum» і «Merlin 1D Vacuum», відповідно.

Таким чином, в якості висновку можна сказати, що виконаний за схемою відкритого циклу «Merlin» був хоч і дуже вдалим, а його модернізована версія «Merlin 1D» володіє найвищим співвідношенням тяга/маса і тяга/вартість, а також є найбільш ефективним киснево-гасовим двигуном з коли-небудь вироблялися в США, але все ж у багатьох питаннях «Merlin» залишається далеко не самим передовим агрегатом. У свою чергу розроблений компанією SpaceX РРД нового покоління «Raptor» увібрав у себе якщо не все, то вже точно дуже багато передові технології з числа існуючих ракетного двигунобудування на сьогоднішній день. А плановане багаторазове використання даного агрегату дозволить з лишком компенсувати дорожнечу таких передових рішень.

Залишити відповідь

Ваша e-mail адреса не оприлюднюватиметься. Обов’язкові поля позначені *